旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈模型非定常表面壓力測(cè)試技術(shù)研究

肖 恒, 顧蘊(yùn)松, 孫之駿

(南京航空航天大學(xué)航空學(xué)院 非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)與流動(dòng)控制工業(yè)和信息化部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 南京 210016)

0 引 言

旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈是指在飛行過(guò)程中繞其縱軸自旋的導(dǎo)彈[1-2]，能夠通過(guò)一個(gè)控制手段實(shí)現(xiàn)俯仰和偏航控制[3]，這使得該類導(dǎo)彈的操縱和控制單一，簡(jiǎn)化了導(dǎo)彈控制機(jī)構(gòu)，增強(qiáng)了系統(tǒng)的可靠性。為了有效提供控制力和力矩，這類氣動(dòng)布局一般采用鴨式布局[4]。鴨式布局旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的氣動(dòng)特性主要由兩方面構(gòu)成：一是由導(dǎo)彈旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的旋轉(zhuǎn)氣流作用，二是從導(dǎo)彈鴨舵上脫落的尾渦和彈體、下游舵面的相互作用[5]。對(duì)于這類旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈，彈體表面處于復(fù)雜的氣流中，由于導(dǎo)彈的旋轉(zhuǎn)，導(dǎo)彈上游的鴨舵脫落的尾渦被動(dòng)地纏繞在彈體周圍，形成繞導(dǎo)彈軸線方向的旋轉(zhuǎn)渦系[6]。在有迎角的情形下，從鴨舵脫落的旋轉(zhuǎn)渦系會(huì)與彈體及尾翼發(fā)生相互作用[7]，改變彈體表面及尾翼翼面流動(dòng)狀態(tài)，導(dǎo)致導(dǎo)彈氣動(dòng)與控制特性的變化。復(fù)雜的氣流耦合作用使得此類導(dǎo)彈的氣動(dòng)特性具有明顯的非定常、周期性和非線性等特點(diǎn)，增加了其氣動(dòng)特性研究的難度[8-9]。

圖1 彈體周圍渦系數(shù)值模擬結(jié)果[9]

此類旋轉(zhuǎn)模型的表面壓力測(cè)量面臨著諸多困難：一方面，模型旋轉(zhuǎn)帶來(lái)的復(fù)雜流動(dòng)導(dǎo)致模型表面壓力變化復(fù)雜，對(duì)壓力測(cè)量系統(tǒng)要求很高；另一方面，模型旋轉(zhuǎn)導(dǎo)致的離心、振動(dòng)引入干擾信號(hào)。

為了獲得這類旋轉(zhuǎn)模型表面壓力的周期變化，國(guó)外研究人員研究了多種不同的測(cè)量方法。

Miller[10]在研究無(wú)翼旋轉(zhuǎn)體馬格努斯效應(yīng)的過(guò)程中，為避免出現(xiàn)模型旋轉(zhuǎn)帶來(lái)的影響，設(shè)計(jì)了一種特殊的測(cè)壓方法。該方法將壓力傳感器固定在彈體內(nèi)部支撐件中，通過(guò)氣密件與旋轉(zhuǎn)的外殼相隔。試驗(yàn)時(shí)，彈體外殼旋轉(zhuǎn)，在特定的相位角下壓力傳感器與彈體表面的壓力孔連通，從而進(jìn)行壓力測(cè)量。該方法解決了傳感器本體旋轉(zhuǎn)帶來(lái)的離心效應(yīng)，獲得了旋轉(zhuǎn)模型固定相位下模型表面壓力，但是這種方法無(wú)法連續(xù)測(cè)量彈體旋轉(zhuǎn)1個(gè)周期內(nèi)的動(dòng)態(tài)變化情況。另外，這種測(cè)量方法也僅僅能夠?qū)崿F(xiàn)單通道的測(cè)量，難以實(shí)現(xiàn)模型表面的同步測(cè)量。

針對(duì)旋轉(zhuǎn)葉片表面壓力測(cè)量，Bliss等[11]采用毛細(xì)鋼管連接遠(yuǎn)端傳感器測(cè)量，但是該方案中壓力傳輸管路十分復(fù)雜，壓力信號(hào)經(jīng)過(guò)長(zhǎng)距離的傳遞后，壓力幅值和動(dòng)態(tài)特性衰減十分明顯，具有測(cè)量原理上的缺陷。隨后Kwon等[12]對(duì)該測(cè)量方案進(jìn)行了改進(jìn)：將壓力傳感器設(shè)計(jì)在葉片模型內(nèi)，然后利用很短的毛細(xì)軟管將表面測(cè)點(diǎn)與傳感器連接。然而，旋轉(zhuǎn)離心力的作用使得傳感器的測(cè)壓薄膜受到周期性作用力，引入了不可避免的動(dòng)態(tài)信號(hào)，影響了測(cè)量結(jié)果。

非接觸式快速響應(yīng)的PSP也得到了廣泛的應(yīng)用[13～15]，陳子龍等[16]利用PSP技術(shù)對(duì)跨聲速條件下壓氣機(jī)的葉柵表面壓力進(jìn)行了測(cè)量，獲得了葉柵表面整體的壓力分布特征。通過(guò)這種壓力測(cè)量方法，可以獲得模型瞬態(tài)表面壓力分布，分辨率較高，但是這種測(cè)量方法受溫度影響較大，并且依然需要提供參考?jí)毫?duì)壓力敏感材料進(jìn)行標(biāo)定。

為解決這類旋轉(zhuǎn)模型表面多點(diǎn)同步的非定常壓力測(cè)量問(wèn)題，本次研究設(shè)計(jì)了嵌入式無(wú)線8通道壓力測(cè)量系統(tǒng)，利用該系統(tǒng)對(duì)旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈模型表面壓力進(jìn)行測(cè)量，對(duì)該技術(shù)在超聲速試驗(yàn)條件下的應(yīng)用可行性進(jìn)行驗(yàn)證。

1 試驗(yàn)設(shè)備和測(cè)試方法

1.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

本次研究使用的模型是FM-3旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈模型改進(jìn)構(gòu)型[6]， 整個(gè)導(dǎo)彈模型分為3個(gè)部分：彈體頭部、中部和尾端旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)裝置。其中，嵌入式無(wú)線測(cè)壓模塊安裝于彈體頭部,以盡量減少測(cè)壓管路引入的壓力信號(hào)；作為模型最為復(fù)雜和重要的部分，彈體中部不僅安裝有模型同步運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)，同時(shí)也是舵片安裝位置和測(cè)壓分布區(qū)域；模型的尾端支撐著整個(gè)模型，該部分安裝有驅(qū)動(dòng)電機(jī)和齒輪組，驅(qū)動(dòng)整個(gè)模型旋轉(zhuǎn)，如圖2所示。

圖2 旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈模型剖視圖

圖3 模型在風(fēng)洞中的安裝示意圖

模型上共分布有8個(gè)測(cè)壓點(diǎn)，#1、#2、#3測(cè)壓點(diǎn)沿著彈體周向分布，#2、#4、#5沿著彈體軸向分布，#6、#7、#8測(cè)壓點(diǎn)位于彈體頭部，如圖4所示。

該旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈模型最大的特點(diǎn)：能夠?qū)崿F(xiàn)鴨舵和彈體的同頻旋轉(zhuǎn)，并且其鴨舵最大偏角為10°。 因此，導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)一周的過(guò)程中，在不同相位，舵片的偏角各不相同。

圖4 測(cè)壓點(diǎn)的分布示意圖

圖5 導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)一周過(guò)程中舵片的偏角變化

1.2 高速風(fēng)洞

本次試驗(yàn)是在南京航空航天大學(xué)NH-1高速風(fēng)洞中進(jìn)行的。NH-1風(fēng)洞是暫沖式直流下吹型風(fēng)洞(見(jiàn)圖6)，馬赫數(shù)范圍Ma=0.3～3.0；試驗(yàn)段尺寸為1.58 m(長(zhǎng))×0.6 m(寬)×0.6 m(高)；試驗(yàn)段兩側(cè)壁為實(shí)壁，上、下壁根據(jù)試驗(yàn)情況可選擇不同壁面。

圖6 NH-1高速風(fēng)洞示意圖

1.3 測(cè)壓系統(tǒng)

本次研究使用的微型嵌入式無(wú)線測(cè)壓系統(tǒng)的壓力測(cè)量模塊長(zhǎng)10 cm、寬3.8 cm、高2.5 cm。該測(cè)壓系統(tǒng)共由8個(gè)測(cè)壓傳感器(Pressure Transducer,簡(jiǎn)稱PT)組成,量程為30 PSI，相關(guān)技術(shù)參數(shù)如表1所示。

表1 嵌入式無(wú)線測(cè)壓系統(tǒng)技術(shù)參數(shù)

該嵌入式無(wú)線測(cè)壓模塊由以下部分組成：控制信號(hào)發(fā)射系統(tǒng)、控制信號(hào)接收系統(tǒng)、采集系統(tǒng)、壓力傳感器和存儲(chǔ)系統(tǒng)。

圖7 嵌入式無(wú)線測(cè)壓模塊

1.3.1 測(cè)壓系統(tǒng)靜態(tài)特性

圖8所示是無(wú)線測(cè)壓系統(tǒng)8個(gè)通道的校核結(jié)果。各個(gè)通道的滿量程誤差低于5/10 000，誤差小于100 Pa，說(shuō)明該無(wú)線測(cè)壓系統(tǒng)具有較好的靜態(tài)測(cè)量特性和良好的測(cè)量精度。

圖8 壓力傳感器的靜態(tài)校核結(jié)果

1.3.2 測(cè)壓系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性

由于本次試驗(yàn)是對(duì)旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈模型表面壓力進(jìn)行動(dòng)態(tài)測(cè)量,因此，需要對(duì)該嵌入式測(cè)壓系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)壓力信號(hào)衰減和延遲特性進(jìn)行校核。

圖9(a)所示為該無(wú)線測(cè)壓系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)衰減特性。從圖中可以看到，在低頻階段(0～400 Hz)，壓力信號(hào)基本沒(méi)有衰減；當(dāng)頻率逐漸增大(大于400 Hz)，信號(hào)出現(xiàn)衰減，并且隨著信號(hào)頻率增大(低于1 kHz)，衰減逐漸增大，但是衰減量依然維持在較低水平(小于1%)。

圖9(b)所示為無(wú)線測(cè)壓系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)延遲特性。當(dāng)旋轉(zhuǎn)頻率增大時(shí)，系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)延遲逐漸增大，在350 Hz時(shí)達(dá)到最大值(測(cè)試范圍內(nèi))，動(dòng)態(tài)延遲達(dá)到1.16 ms；而當(dāng)頻率進(jìn)一步增大，動(dòng)態(tài)延遲則逐漸降低。

1.3.3 測(cè)壓系統(tǒng)離心力靈敏度分析

試驗(yàn)過(guò)程中，導(dǎo)彈模型以12 Hz旋轉(zhuǎn)頻率進(jìn)行高速旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，會(huì)產(chǎn)生較強(qiáng)的離心力；同時(shí)，高速旋轉(zhuǎn)也可能導(dǎo)致模型出現(xiàn)振動(dòng)等情況。為了衡量離心力和模型振動(dòng)對(duì)該無(wú)線測(cè)壓系統(tǒng)的影響，在無(wú)風(fēng)條件下對(duì)該系統(tǒng)進(jìn)行測(cè)試。

圖9 壓力傳感器的動(dòng)態(tài)特性

圖10所示是無(wú)風(fēng)條件下導(dǎo)彈模型以12 Hz的頻率進(jìn)行空轉(zhuǎn)時(shí)，嵌入式無(wú)線測(cè)壓系統(tǒng)對(duì)#2測(cè)壓點(diǎn)的測(cè)量結(jié)果(測(cè)量環(huán)境的大氣壓為103.60 kPa)。可以看到，測(cè)量得到的壓力數(shù)值在103.4～103.8 kPa之間波動(dòng)，經(jīng)過(guò)計(jì)算分析得到測(cè)量結(jié)果如表2所示。可以看出，模型的旋轉(zhuǎn)對(duì)該嵌入式測(cè)壓系統(tǒng)的測(cè)量精度影響甚微，低于0.2%。

圖10 在無(wú)風(fēng)條件下，導(dǎo)彈模型以12 Hz頻率旋轉(zhuǎn)時(shí)，#2測(cè)壓點(diǎn)的測(cè)量結(jié)果

圖11是無(wú)風(fēng)條件下導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)頻率f=12 Hz條件時(shí)，對(duì)#2測(cè)壓點(diǎn)壓力信號(hào)進(jìn)行幅頻變換得到的幅頻分布?？梢钥吹剑?～50 Hz內(nèi)，信號(hào)并未出現(xiàn)任何與旋轉(zhuǎn)主頻相關(guān)的周期信號(hào)。這也說(shuō)明，在導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)過(guò)程中，模型可能的振動(dòng)、離心力對(duì)該測(cè)壓系統(tǒng)影響較小，并未引入明顯的周期信號(hào)。

表2 無(wú)風(fēng)條件下，f=12 Hz，#2測(cè)壓點(diǎn)的測(cè)量結(jié)果Table 2 The pressure of No.2 pressure tap (v=0 m/s, f=12 Hz)

圖11 無(wú)風(fēng)條件下，f=12 Hz，#2測(cè)壓點(diǎn)壓力信號(hào)的幅頻特性

2 試驗(yàn)結(jié)果和分析

在Ma=1.5的來(lái)流條件下，旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈模型以f=12 Hz的旋轉(zhuǎn)頻率進(jìn)行旋轉(zhuǎn)，利用上述嵌入式無(wú)線測(cè)壓系統(tǒng)測(cè)量旋轉(zhuǎn)彈體的表面壓力變化：

(1)

其中:cp為表面壓力系數(shù)；p為測(cè)量點(diǎn)的壓力，p∞為風(fēng)洞來(lái)流的靜壓，q∞為風(fēng)洞來(lái)流的動(dòng)壓，單位均為Pa。

2.1 單獨(dú)彈體的表面壓力變化

在Ma=1.5的來(lái)流條件下，不帶舵片的彈體在迎角α=8°、f=12 Hz 條件下進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)，得到單獨(dú)彈體旋轉(zhuǎn)過(guò)程中表面壓力變化情況。

在同一車次的壓力數(shù)據(jù)中，選取其中20個(gè)周期的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行相位平均處理，得到導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)一周各個(gè)相位點(diǎn)上的壓力系數(shù)，并計(jì)算出各個(gè)相位的誤差帶寬度，如圖12所示。同時(shí)，對(duì)壓力信號(hào)進(jìn)行快速傅里葉變換，得到#8測(cè)壓點(diǎn)的幅頻分布。

從圖12中可以看到，該嵌入式無(wú)線測(cè)壓系統(tǒng)能夠捕捉到彈體表面壓力變化；這20個(gè)周期的表面壓力系數(shù)的標(biāo)準(zhǔn)差σ在0.006以下，說(shuō)明在導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)過(guò)程中，表面壓力變化周期性較好。

從圖13中可以看到，導(dǎo)彈模型的旋轉(zhuǎn)頻率是12 Hz，2倍頻率是24 Hz。這說(shuō)明：一方面，導(dǎo)彈模型能夠以12 Hz的頻率穩(wěn)定旋轉(zhuǎn)；另一方面，嵌入式的測(cè)壓系統(tǒng)具有較好的動(dòng)態(tài)跟隨特性，能夠獲得導(dǎo)彈模型旋轉(zhuǎn)過(guò)程中表面壓力的變化。

圖12 Ma=1.5、α=8°、f=12 Hz時(shí)，彈體旋轉(zhuǎn)一周過(guò)程中，#8測(cè)壓點(diǎn)的壓力變化

圖13 單獨(dú)彈體表面#8測(cè)壓點(diǎn)的壓力信號(hào)的幅頻特性

為了驗(yàn)證該嵌入式無(wú)線測(cè)壓系統(tǒng)的可靠性，針對(duì)單獨(dú)彈體在Ma=1.5、α=8°、f=12 Hz狀態(tài)進(jìn)行了7次重復(fù)性試驗(yàn)。對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行處理，得到#8測(cè)壓點(diǎn)一個(gè)周期7次試驗(yàn)的結(jié)果，如圖14所示?？梢钥吹?，在7次重復(fù)性試驗(yàn)過(guò)程中，各個(gè)相位下壓力系數(shù)的標(biāo)準(zhǔn)差小于0.01，說(shuō)明該測(cè)壓系統(tǒng)具有良好的重復(fù)性和可靠性。

圖14 Ma=1.5、α=8°、f=12 Hz時(shí)，7個(gè)車次的#8測(cè)壓點(diǎn)單周期壓力變化

2.2 舵片下游彈體表面壓力變化

圖15所示為Ma=1.5、α=8°條件下，帶有舵片的導(dǎo)彈模型以12 Hz的頻率進(jìn)行旋轉(zhuǎn)時(shí)，利用嵌入式無(wú)線測(cè)壓系統(tǒng)測(cè)量得到的舵片下游#1測(cè)壓點(diǎn)的1個(gè)周期壓力數(shù)據(jù)。對(duì)壓力信號(hào)進(jìn)行快速傅里葉變換，得到幅頻分布，如圖16所示。

由于舵片的偏角與彈體進(jìn)行同頻運(yùn)動(dòng)，極大地改變了舵片下游彈體的表面壓力分布情況(見(jiàn)圖15)，使得彈體表面壓力變化十分復(fù)雜，曲線的形狀出現(xiàn)較大差別，峰值的位置和大小均發(fā)生改變。但是，通過(guò)對(duì)壓力信號(hào)進(jìn)行傅里葉變換，依然可以得到模型的旋轉(zhuǎn)主頻(見(jiàn)圖16)。這也證明了該測(cè)壓系統(tǒng)具有良好的動(dòng)態(tài)特性，能夠測(cè)量模型表面高動(dòng)態(tài)的復(fù)雜壓力變化。

圖15 Ma=1.5、α=8°、f=12 Hz時(shí)，舵片下游 #2測(cè)壓點(diǎn)壓力變化

圖16 彈體表面#2測(cè)壓點(diǎn)壓力信號(hào)的幅頻特性

3 結(jié) 論

通過(guò)本文的試驗(yàn)研究分析，可以得到如下結(jié)論：

(1) 該嵌入式無(wú)線測(cè)壓系統(tǒng)具有較好的靜態(tài)測(cè)量精度和動(dòng)態(tài)跟隨特性，靜態(tài)測(cè)量誤差小于0.05%，動(dòng)態(tài)延遲小于1.16 ms。

(2) 該嵌入式無(wú)線測(cè)壓系統(tǒng)具有較好的動(dòng)態(tài)跟隨特性，能夠捕獲旋轉(zhuǎn)模型表面壓力變化；系統(tǒng)具有較好的可靠性，壓力系數(shù)的標(biāo)準(zhǔn)差小于0.01。

(3) 該測(cè)壓系統(tǒng)能夠捕獲旋轉(zhuǎn)彈體舵片下游的表面壓力變化情況，為該類動(dòng)態(tài)旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的風(fēng)洞試驗(yàn)研究提供了一種研究手段，同時(shí)也為分析這類旋轉(zhuǎn)飛行導(dǎo)彈的氣動(dòng)特性提供了新的方法。

致謝:感謝南京航空航天大學(xué)鮑繼發(fā)技師、張強(qiáng)、趙航、趙冬凱等在試驗(yàn)過(guò)程中給予的寶貴幫助。